EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il) Reynolds number: 100,000 Max Cl/Cd: 4.52 at α=-2.75° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-e863-il-100000.txt Download as CSV file: xf-e863-il-100000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: EPPLER 863 STRUT AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.100 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-17.000 -0.2537 0.19134 0.18487 0.0000 0.8312 0.2975
-16.750 -0.2450 0.18994 0.18319 0.0003 0.7962 0.3020
-16.500 -0.2609 0.18926 0.18239 -0.0016 0.7811 0.3070
-16.250 -0.2354 0.18593 0.17887 -0.0019 0.7595 0.3084
-16.000 -0.2149 0.18373 0.17656 -0.0026 0.7425 0.3107
-15.750 -0.1992 0.18198 0.17471 -0.0035 0.7294 0.3147
-15.500 -0.2217 0.18229 0.17495 -0.0055 0.7234 0.3212
-15.250 -0.1932 0.17840 0.17090 -0.0062 0.7111 0.3223
-15.000 -0.1691 0.17585 0.16832 -0.0073 0.7001 0.3244
-14.750 -0.1505 0.17400 0.16639 -0.0083 0.6909 0.3278
-14.500 -0.1815 0.17555 0.16788 -0.0099 0.6883 0.3357
-14.250 -0.1494 0.17106 0.16327 -0.0110 0.6800 0.3367
-14.000 -0.1221 0.16811 0.16033 -0.0123 0.6720 0.3384
-13.750 -0.1008 0.16611 0.15829 -0.0134 0.6650 0.3414
-13.500 -0.0886 0.16463 0.15672 -0.0144 0.6596 0.3468
-13.250 -0.1065 0.16409 0.15610 -0.0156 0.6569 0.3514
-13.000 -0.0765 0.16071 0.15269 -0.0169 0.6507 0.3528
-12.750 -0.0514 0.15842 0.15041 -0.0182 0.6444 0.3553
-12.500 -0.0335 0.15671 0.14868 -0.0193 0.6392 0.3595
-12.250 -0.0658 0.15770 0.14963 -0.0200 0.6378 0.3667
-12.000 -0.0325 0.15366 0.14551 -0.0213 0.6326 0.3678
-11.750 -0.0052 0.15112 0.14289 -0.0223 0.6283 0.3697
-11.500 0.0175 0.14928 0.14106 -0.0236 0.6244 0.3730
-11.250 0.0290 0.14796 0.13977 -0.0248 0.6208 0.3791
-11.000 0.0081 0.14748 0.13928 -0.0255 0.6189 0.3835
-10.750 0.0413 0.14412 0.13593 -0.0270 0.6139 0.3850
-10.500 0.0676 0.14194 0.13371 -0.0281 0.6096 0.3875
-10.250 0.0867 0.14033 0.13206 -0.0289 0.6061 0.3915
-10.000 0.0404 0.14236 0.13405 -0.0281 0.6057 0.4001
-9.750 0.0785 0.13823 0.12983 -0.0298 0.6019 0.4011
-9.500 0.1110 0.13553 0.12715 -0.0314 0.5986 0.4029
-9.250 0.1375 0.13361 0.12529 -0.0329 0.5953 0.4058
-9.000 0.1560 0.13217 0.12389 -0.0341 0.5921 0.4103
-8.750 0.1120 0.13360 0.12530 -0.0329 0.5916 0.4185
-8.500 0.1515 0.12983 0.12155 -0.0351 0.5874 0.4197
-8.250 0.1830 0.12735 0.11906 -0.0364 0.5837 0.4217
-8.000 0.2071 0.12563 0.11732 -0.0374 0.5806 0.4247
-7.750 0.2236 0.12435 0.11600 -0.0380 0.5782 0.4293
-7.500 0.1791 0.12566 0.11728 -0.0361 0.5778 0.4379
-7.250 0.2173 0.12248 0.11404 -0.0379 0.5750 0.4392
-7.000 0.2498 0.12041 0.11204 -0.0398 0.5722 0.4412
-6.750 0.2758 0.11892 0.11066 -0.0415 0.5691 0.4441
-6.500 0.1993 0.12368 0.11539 -0.0368 0.5695 0.4574
-6.250 0.2469 0.11943 0.11122 -0.0401 0.5653 0.4583
-6.000 0.2867 0.11639 0.10823 -0.0425 0.5616 0.4595
-5.750 0.3185 0.11437 0.10622 -0.0440 0.5587 0.4615
-5.500 0.3437 0.11295 0.10480 -0.0450 0.5563 0.4643
-5.250 0.2639 0.11798 0.10983 -0.0395 0.5565 0.4788
-5.000 0.3093 0.11391 0.10573 -0.0419 0.5538 0.4796
-4.750 0.3482 0.11099 0.10276 -0.0436 0.5512 0.4808
-4.500 0.3791 0.10941 0.10113 -0.0448 0.5487 0.4826
-4.250 0.4065 0.10871 0.10064 -0.0471 0.5453 0.4852
-4.000 0.4270 0.10864 0.10071 -0.0487 0.5422 0.4894
-3.750 0.3632 0.11174 0.10384 -0.0439 0.5416 0.5018
-3.500 0.4008 0.11001 0.10222 -0.0467 0.5380 0.5029
-3.250 0.4326 0.10864 0.10091 -0.0485 0.5347 0.5046
-3.000 0.4596 0.10747 0.09975 -0.0493 0.5319 0.5070
-2.750 0.4819 0.10652 0.09878 -0.0495 0.5297 0.5108
-2.500 0.1517 0.15113 0.14469 -0.0294 0.5569 0.5058
-2.250 0.1786 0.15042 0.14398 -0.0302 0.5542 0.5088
-2.000 0.1994 0.15003 0.14357 -0.0305 0.5524 0.5136
-1.750 -0.0528 0.16258 0.15625 -0.0068 0.5805 0.5249
-1.500 0.0110 0.16078 0.15446 -0.0118 0.5777 0.5260
-1.250 0.0772 0.15996 0.15363 -0.0171 0.5759 0.5277
-1.000 -0.0100 0.16245 0.15622 -0.0058 0.5618 0.5283
-0.750 0.0108 0.17479 0.16913 -0.0051 0.5347 0.5096
-0.500 -0.0703 0.17389 0.16808 0.0037 0.5359 0.5255
-0.250 -0.0373 0.17320 0.16741 0.0020 0.5311 0.5266
0.000 0.0000 0.17295 0.16717 0.0000 0.5283 0.5283
0.250 0.0374 0.17320 0.16741 -0.0020 0.5266 0.5311
0.500 0.0703 0.17389 0.16808 -0.0037 0.5255 0.5360
0.750 -0.0109 0.17479 0.16912 0.0051 0.5096 0.5347
1.000 -0.2344 0.14446 0.13785 0.0247 0.5324 0.5228
1.250 -0.2151 0.14367 0.13704 0.0243 0.5295 0.5215
1.500 -0.2160 0.14137 0.13469 0.0258 0.5278 0.5197
1.750 -0.4851 0.10966 0.10217 0.0470 0.5294 0.5208
2.000 -0.4821 0.10558 0.09776 0.0456 0.5277 0.5255
2.250 -0.4466 0.10750 0.09972 0.0444 0.5261 0.5273
2.500 -0.4033 0.11071 0.10300 0.0425 0.5250 0.5292
2.750 -0.1171 0.15742 0.15108 0.0322 0.5037 0.6026
3.000 -0.0397 0.15994 0.15361 0.0255 0.5021 0.6051
3.250 -0.1349 0.15831 0.15206 0.0356 0.4908 0.6055
3.500 -0.1166 0.15853 0.15229 0.0352 0.4862 0.6081
3.750 -0.3629 0.11172 0.10382 0.0439 0.5018 0.5416
4.000 -0.4265 0.10863 0.10071 0.0486 0.4894 0.5422
4.250 -0.4059 0.10871 0.10063 0.0470 0.4853 0.5453
4.500 -0.3786 0.10941 0.10112 0.0446 0.4826 0.5488
4.750 -0.3477 0.11099 0.10276 0.0435 0.4808 0.5512
5.000 -0.3088 0.11390 0.10572 0.0418 0.4796 0.5538
5.250 -0.2634 0.11796 0.10981 0.0394 0.4788 0.5565
5.500 -0.3430 0.11296 0.10481 0.0448 0.4643 0.5564
5.750 -0.3177 0.11438 0.10623 0.0439 0.4615 0.5588
6.000 -0.2859 0.11639 0.10823 0.0423 0.4595 0.5617
6.250 -0.2461 0.11943 0.11122 0.0400 0.4583 0.5653
6.500 -0.1986 0.12367 0.11537 0.0366 0.4574 0.5696
6.750 -0.2748 0.11894 0.11067 0.0413 0.4441 0.5692
7.000 -0.2487 0.12042 0.11205 0.0396 0.4412 0.5723
7.250 -0.2163 0.12249 0.11405 0.0377 0.4392 0.5750
7.500 -0.1783 0.12566 0.11727 0.0359 0.4379 0.5778
7.750 -0.2224 0.12439 0.11604 0.0377 0.4294 0.5782
8.000 -0.2059 0.12567 0.11736 0.0371 0.4247 0.5806
8.250 -0.1817 0.12738 0.11910 0.0362 0.4217 0.5837
8.500 -0.1502 0.12986 0.12158 0.0348 0.4197 0.5874
8.750 -0.1107 0.13363 0.12533 0.0327 0.4185 0.5916
9.000 -0.1545 0.13222 0.12395 0.0339 0.4103 0.5922
9.250 -0.1360 0.13366 0.12535 0.0327 0.4058 0.5954
9.500 -0.1095 0.13559 0.12720 0.0311 0.4029 0.5987
9.750 -0.0771 0.13828 0.12988 0.0295 0.4012 0.6020
10.000 -0.0390 0.14241 0.13409 0.0278 0.4001 0.6057
10.250 -0.0850 0.14042 0.13214 0.0286 0.3915 0.6061
10.500 -0.0660 0.14202 0.13380 0.0278 0.3875 0.6097
10.750 -0.0396 0.14421 0.13601 0.0267 0.3850 0.6140
11.000 -0.0064 0.14756 0.13936 0.0251 0.3835 0.6190
11.250 -0.0269 0.14809 0.13989 0.0245 0.3791 0.6209
11.500 -0.0156 0.14941 0.14118 0.0232 0.3731 0.6245
11.750 0.0070 0.15124 0.14301 0.0219 0.3698 0.6284
12.000 0.0343 0.15378 0.14563 0.0210 0.3678 0.6327
12.250 0.0677 0.15781 0.14974 0.0196 0.3667 0.6379
12.500 0.0355 0.15686 0.14884 0.0189 0.3595 0.6393
12.750 0.0535 0.15858 0.15058 0.0178 0.3553 0.6446
13.000 0.0785 0.16087 0.15286 0.0165 0.3528 0.6508
13.250 0.1086 0.16425 0.15626 0.0152 0.3514 0.6571
13.500 0.0908 0.16483 0.15692 0.0140 0.3468 0.6597
13.750 0.1030 0.16632 0.15850 0.0130 0.3414 0.6652
14.000 0.1243 0.16833 0.16055 0.0119 0.3384 0.6722
14.250 0.1516 0.17128 0.16350 0.0105 0.3367 0.6802
14.500 -0.0102 0.15569 0.14862 0.0320 0.3214 0.6565
14.750 -0.0309 0.15386 0.14691 0.0317 0.3164 0.6579
15.000 -0.0206 0.15483 0.14797 0.0312 0.3115 0.6626
15.250 -0.0022 0.15667 0.14987 0.0304 0.3086 0.6688
15.500 0.0234 0.16019 0.15339 0.0293 0.3070 0.6765
15.750 0.0056 0.15889 0.15216 0.0285 0.3023 0.6787
16.000 0.0159 0.15994 0.15326 0.0276 0.2973 0.6844
16.250 0.0329 0.16168 0.15510 0.0271 0.2944 0.6915
16.500 0.0563 0.16499 0.15847 0.0262 0.2929 0.7014
16.750 0.0404 0.16411 0.15766 0.0253 0.2885 0.7049
17.000 0.0498 0.16519 0.15881 0.0244 0.2834 0.7128
17.250 0.0657 0.16687 0.16060 0.0240 0.2805 0.7227
17.500 0.0882 0.17008 0.16384 0.0230 0.2790 0.7362
17.750 0.0735 0.16952 0.16340 0.0222 0.2749 0.7407
18.000 0.0812 0.17055 0.16457 0.0217 0.2698 0.7517
18.250 0.0966 0.17224 0.16633 0.0210 0.2670 0.7673
18.500 0.1157 0.17506 0.16928 0.0208 0.2654 0.7873
18.750 0.1034 0.17500 0.16935 0.0199 0.2617 0.7971
19.000 0.1091 0.17598 0.17049 0.0197 0.2566 0.8200
19.250 0.1182 0.17707 0.17182 0.0209 0.2539 0.8581
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to EPPLER 863 STRUT AIRFOIL (e863-il)